Рули высоты

Составим схему решения предлагаемой системы уравнения по данной методике (рис. 3.12). Если будем иметь блоки, выполняющие сложение, интегрирование, дифференцирование (для вычисления производной отклонения руля высоты) и передачу сигналов с заданными коэффициентами, то сможем решить поставленную задачу. Блок сложения можно выполнить на основе резистора с номинальным значением, равным единице сопротивления, параллельно которому включены источники тока (рис. 3.13). Тогда значения тока и напряжения на резисторе равны значению суммы токов источников. Операция вычитания выполняется изменением направления тех ис- [c.144]

Мы рассматривали прямолинейное движение самолета. При криволинейном движении вся картина усложняется мы ограничимся только вопросом о способах изменения направления полета. Для этой цели служат руль направления, изменяющий направление полета в горизонтальной плоскости, и руль высоты, изменяющий его [c.573]

Поворот руля высоты (рис. 368) приводит к повороту самолета вокруг поперечной оси, т. е. к увеличению угла атаки, вследствие чего увеличивается подъемная сила. [c.573]

Какими характеристиками оценивается эффективность рулей высоты, а также рулей направления и крена [c.596]

Покажите графически примерную зависимость коэффициента шарнирного момента т , от угла отклонения руля высоты б и угла атаки изолированного оперения а (рис. 11.8). Знак момента считается положительным в направлении кабрирования (увеличения углов атаки). [c.598]

На рис. 11.28 приведены примерные зависимости коэффициента шарнирного момента от угла отклонения руля высоты б и угла атаки а изолированного оперения. Наличие положительного угла атаки смещает рассматриваемую зависимость вниз, поэтому при 6=0 момент /Пщ < о, а при б < 0 т, = 0. [c.626]

Рис. 11.28. Зависимости для шарнирного момента руля высоты

В соответствии с выражением (1.1.7) коэффициент продольной силы рассматривается величиной, не зависящей от вращательных производных или производных по ускорению. Эта величина определяется в виде квадратичной зависимости от углов атаки и скольжения, а также углов отклонения рулей высоты и направления. Причем составляющие коэффициента с, [c.18]

Коэффициент поперечной силы Сг(в связанных осях) можно рассчитать по аналогии с коэффициентом нормальной силы Су, т. е. используя формулу (1.1.8), в которой вместо углов атаки и отклонения руля высоты необходимо выбрать соответственно углы скольжения и поворота руля направления [c.18]

Момент тангажа при заданном числе М.а> полета зависит в основном от таких параметров, как углы атаки и отклонения рулей высоты [c.19]

Рулевые поверхности летательных аппаратов служат в качестве рулей поворота, рулей высоты, элеронов и элевонов. Рули поворота в нейтральном положении располагаются вдоль продольной оси аппарата в плоскости уОх (рис. 1.9.4,а). Отклонение их от этого положения вызывает поворот летательного аппарата вправо или влево (вращение вокруг оси Оу соответственно по часовой стрелке или против часовой стрелки). Этот поворот обус- [c.77]

Рули высоты располагаются перпендикулярно плоскости рулей поворота— в плоскости уОг (рис. 1.9.4,б). Их отклонение обеспечивает изменение направления полета в вертикальной плоскости и, следовательно, изменение [c.78]

Эффективность органов управления. Оценка этой эффективности связана с исследованием изменения аэродинамических характеристик оперения или крыльев под воздействием соответствующих органов управления, установленных на них. Важнейшей из таких характеристик является коэффициент подъемной силы горизонтального оперения (крыла) как функция углов атаки Поп и отклонения руля высоты ба, т. е. Су оп = f(ao , ба ). [c.81]

I — горизонтальное оперение 2 — руль высоты [c.83]

Рассмотрим определение шарнирного момента на примере руля высоты,, установленного на горизонтальном оперении (рис. 1.9.10). При отклонении этого руля на некоторый угол 8 он будет испытывать действие нормальной силы Кр, приложенной в центре давления, расположенном на расстоянии Хц.д от передней кромки и от оси вращения. Принимая шарнирный момент отрицательным, если он стремится повернуть руль вверх, найдем его величину из условия Мш = — вр = — ( Сц.д — л вр) Ур, где Хвр — [c.83]

Коэффициент шарнирного момента может рассматриваться как функция углов аоп(Роп) и ( Зф ) [или аоп Фоп) и срэ (Тф )] Например, для рулей высоты /1(000. или тш = /г(аоп. Т )- В пределах сравнительно небольших углов можно написать (для симметричного профиля) [c.84]

Если производная т св < О, то летательный аппарат со свободными рулями обладает статической устойчивостью. Эту производную называют коэффициентом (степенью) продольной статической устойчивости со свободными рулями высоты. Аналогично, величина [c.84]

Представляет практический интерес определение шарнирных моментов, действующих на рули, для аппарата, находящегося в состоянии балансировки. Коэффициент этого момента для рулей высоты находится из уравнений [c.84]

Конструктивно рули в хвостовой части должны выполняться таким образом, чтобы было обеспечено дифференциальное отклонение горизонтальных консолей, необходимое для управления по крену. Можно также рассмотреть схему, в которой задние поверхности работают попарно, как рули высоты и направления, обеспечивая тем самым управление по тангажу и курсу, а пара рулей, расположенных на крыльях, — как элероны. [c.115]

Увеличить боковую силу и, следовательно, повысить маневренность можно при координированном развороте, осуществляемом с использованием подъемной силы крыла. При таком развороте необходимо, действуя элеронами, накренить аппарат и одновременно при помощи рулей высоты придать ему требуемый угол атаки. В этом случае, как видим, необходимую управляемость обеспечивает соответствующая координация отклонения элеронов и рулей высоты. При этом рули направления играют роль путевых стабилизирующих устройств. Возможно также комбинированное управление, обеспечивающее создание управляющих сил и соответствующий маневр с участием всех трех органов управления (по тангажу, рысканию и крену). Практически такой маневр по своей эффективности будет почти таким, как координированный разворот. [c.122]

В соответствии с этими равенствами поперечная сила является аналогом нормальной силы (а момент рыскания — момента тангажа). Поэтому расчет поперечной силы (или момента рыскания) ведется так же, как нормальной силы (или момента тангажа), при условии, что вместо угла атаки выбирается угол скольжения, а вместо угла поворота руля высоты б — угол отклонения руля направления бф. При этом, согласно принятому правилу знаков, положительным значениям углов а иба будут соответствовать отрицательные величины р и б ф. [c.124]

Если 6 и 82 равны и одинаковы по знаку, т. е. 81 = 82, то 81 = 82 = 8а. Это значение угла отклонения За соответствует продольному управлению при помощи рулей высоты. Если же углы отклонения равны по величине, но противоположны по знаку, то 8э = 8 = —82. Углу 83 будет соответствовать поперечное управление с использованием горизонтальных консолей, играющих роль элеронов. [c.241]

Звено тяги управления к рулю высоты в самолете передает сжимающее усилие. Звено представляет собой дюралевую трубу длина и размеры сечения указаны на рисунке. Определить критическую силу, если =0,7-10 кГ/см и а =2000 кГ см [c.195]

РУЛЯ ВЫСОТЫ САМОЛЕТА [c.475]

Влияние отклонений рулей.Исследования показывают (см. рис. 1.4.1), что в случае нелинейного характера моментной кривой М а) ее наклон в точках пересечения с горизонтальной осью оказывается неодинаковым при разных углах отклонения рулей. Это свидетельствует о различии в значениях коэффициентов продольной статической устойчивости. Из рис. 1.4.1, например, видно, что при некотором отклонении руля устойчивость при небольших углах атаки (а охбал) может смениться неустойчивостью при повышенных их значениях (ая агбал) и восстановиться при еще больших углах (а я Озбал)- Во избежание такого явления стремятся ограничить диапазон летных углов атаки малыми их значениями, при которых сохраняется линейная зависимость коэффициента момента тангажа от углов атаки и отклонения рулей высоты. В этом случае степень устойчивости не меняется, поскольку при всех возможных (малых) углах поворота рулей наклон моментной кривой к оси абсцисс один и тот же (см. рис. 1.4.1). [c.34]

В процессе изменения угол атаки принимает балансировочное значение, соответствующее углу поворота рулей высоты летательного аппарата (которые рассматриваются закрепленными), и благодаря значительному демпфированию быстро прекращается вращение. Этим завершается первый (начальный) участок полета, охватывающий малый промежуток времени. Таким образом, данный участок полета характеризуется резким изменением отклоненийАа, Дг>,ЛВ и и практически постоянной величиной А Veo. [c.42]

Изменение направления движения связано с регулированием составляющей Fy за счет отклонения аппарата на некоторый угол атаки при помощи рулей высоты. При нарушении равновесия Fy Ф Geos 0) происходит искривление траектории. При этом, если Fy>G oз0или Fy G osQ, вогнутость траектории соответственно направлена вверх или вниз. [c.47]

В самолетных схемах для управления обычно предусматриваются элероны в комбинации с рулями высоты. Элероны — это две рулевые поверхности, расположенные на концевых или задних кромках консолей крыла и отклоняющиеся в разные стороны, что приводит к накренению летательного аппарата (рис. 1.9.6). При этом появляется горизонтальная составляющая подъемной силы Кд, равная А2, которая отклоняет аппарат в нужном направлении и обеспечивает его поворот под действием момента АМу = А2Ар. Если одновременно с этим поворачивается руль высоты, то осуществляется требуемый маневр в пространстве. [c.78]

Элевоны в отличие от элеронов отклоняются в любую сторону независимо друг от друга, поэтому они используются одновременно как рули крена и как рули высоты. Такие устройства, выполняющие совмещенные функции органов поперечного и продольного управления, устанавливаются на летательных аппаратах типа бесхво-стка . [c.79]

Определить частоту собственных колебаний руля высоты относительно его оси вращения при жестко закрепленной ручке управления рулями. Жесткость проводки управления рулями с= =300 кГ1см. Момент инерции масс руля относительно оси вращения J, = 3,5 кГсм-сек . Высота кабанчика /1=10 см. [c.234]

Первым отечественным серийным сверхзвуковым самолетом был одноместный истребитель МиГ-19 (рис. 112), сконструированный и начатый постройкой в 1952 — 1954 гг. Появление самолетов этого типа стало возможным после практического решения коренных проблем сверхзвуковой авиации, в частности — разработки новых типов турбореактивных двигателей с осевыми компрессорами. В фюзеляже самолета МиГ-19 устанавливались по два двигателя РД-9, сконструированных конструкторским бюро А. А. Мику-лина и обладавших рекордно низкими удельным весом и расходом топлива. Для уменьшения лобового сопротивления и для ограничения изменений продольной устойчивости при превышении скорости звука на самолете МиГ-19 была применена новая конструкция крыла со стреловидностью 55°, разработанная группой научных сотрудников ЦАГИ, возглавляемой В. В. Струминским и Г. С. Бюшгенсом (ныне член-корреспондент АН СССР), а для повышения маневренности при сверхзвуковых скоростях полета взамен руля высоты использовано более мощное средство продольного управления — поворотный стабилизатор. [c.385]

Прорабатывается возможность применения титановых и алюминиевых сплавов, армированных волокнами бора и борсика, в обшивках фюзеляжа транспортного самолета [140], в створках ниши шасси, панели крыла самолета F-111, верхней и нижней обшивках и в отсеке концевой части крыла самолета Нортрои F-5 , закрылках самолета Р-4Макдоннелл-Дуглас , предкрылков самолета Локхид С-5А [138, 209], в конструкции внешней обшивки горизонтального стабилизатора истребителя F-14 [168] и руля высоты самолета С VHOI . [c.231]

С конца 60-х годов XIX в. совершались попытки строить модели больших масштабов. В этот период очень интересные по схеме, но не летавшие модели создавал Стрингфелло. В 1873 г. построил модель самолета с двумя крыльями — тандем (идея принадлежит англичанину Т. Уолкеру, 1831 г.) с резиновым мотором и задним рулем высоты англичанин Д. Браун, один из организаторов (1866 г.) первого в мире английского аэронавтического общества. Большую модель самолета с паровым двигателем мощностью 3 л. с. построил в 1875 г. англичанин Т. Мой. Его модель весом 55 кг впервые оторвалась от земли, поднявшись над разгонной [c.267]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...